Способ холодного пуска и устройство для его осуществления



Способ холодного пуска и устройство для его осуществления
Способ холодного пуска и устройство для его осуществления
Способ холодного пуска и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2493055:

ХУ Ксуанже (CN)

Изобретение относится к катапультным системам пуска летательных аппаратов. Способ холодного пуска включает использование газожидкостной совмещенной камеры, взаимодействующей с газовым баллоном и регулировочным клапаном в качестве пускового комплекса, обеспечение входа газа из газового баллона в газоприемный узел газожидкостной совмещенной камеры посредством регулировочного клапана, одновременный толчок всех рядов поршней в жидкостном приемном узле указанной газожидкостной совмещенной камеры и пуск груза при постоянной мощности. Устройство холодного пуска включает в себя газовый баллон, регулировочный клапан и газожидкостную совмещенную камеру. Резервуар высокоэнергетического газа соединен с вышеуказанным газовым баллоном, обеспечивая подвод энергии. Газовый баллон соединен с газоприемным узлом газожидкостной совмещенной камеры посредством регулировочного клапана и соединительной трубки. Устройство регенерации энергии включает подъемный цилиндр, транспортную тележку, датчик, демпфирующий цилиндр и направляющий брус. Достигается снижение энергопотребления пусковым устройством. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

[0001] Представленное изобретение относится к способу холодного пуска и устройству для его осуществления в технической механике, и, в частности, к способу холодного пуска и устройству для его осуществления в холодном состоянии, когда устройство полностью закрыто, которое может найти широкое применение на авианосцах, в торпедах, ракетах, при проведении спасательных операций, в разрушенных аэропортах, пещерных укрытиях, морских буровых платформах, для связи между островами и так далее.

[0002] Устройства для осуществления пуска являются ключевыми компонентами авианосцев, и США располагают самыми современными технологиями для этого. Так как существующие устройства для осуществления пуска имеют указанные ниже проблемы, реальных и эффективных методов пуска пока не создано, таким образом, пуск становится глобальной проблемой.

[0003] Используемая в США паровая система пуска является слишком большой, сложной, дорогостоящей и сложной в производстве и техническом обслуживании, при этом ее эффективность составляет всего 4-6%, что делает ее непригодной для пуска больших летательных аппаратов, при этом ее развитие достигло предела.

[0004] Электромагнитная система пуска самолетов (EMALS), разработанная в США, в настоящее время использует принудительное накопление мощности и линейную технологию двигателя, при наличии следующих недостатков: 1) принудительное накопление мощности нежелательно; в EMALS используется маховик (а именно, ротор), для которого свойственны сложности с принудительным сохранением мощности, так как небольшой маховик неэффективен и нестабилен из-за высокой скорости вращения, а использование большого маховика невозможно по техническим условиям на борту, не может быть реализовано взаимодействие сохранения мощности и носителей, с учетом чего, многодисковый генератор, включающий в себя двигатели маховиков, и генераторы расположены на раме попарно. При реверсивном вращении на высокой скорости, каждый ротор сохраняет определенное количество энергии. При подготовке к военным действиям эти дисковые генераторы должны быть запущены первыми, чтобы получить энергию для пуска, это может привести к подверганию позиций риску и, в результате, потере благоприятной возможности для ведения боя. Во время подготовки к военным действиям, среднее значение затрачиваемой мощности повышается до 6,35 МВт, при этом в течение двух-трех секунд пуска при максимальной дальности используется только около 20% от сохраненной энергии, за исключением некоторого количества сохраненной энергии, которая ускоряет износ устройства (т.е. производит вредную работу) при скорости вращения 6400 об/мин. Кроме того, в ходе пуска, выход из строя статора линейного двигателя, тепловые потери на вращающемся преобразователе частоты и выход из строя дискового генератора приводят к очень низкой общей эффективности во время подготовки к военным действиям, даже если мгновенный КПД EMALS в ходе пуска может возрастать до 60%; 2) задействовано слишком много промежуточных устройств, так как скорость, требуемая для авианосца, не может быть достигнута посредством скорости движения магнитного поля линейного генератора, при этом EMALS может быть применена только в том случае, если частота и напряжение возрастают с использованием электронного устройства высокой мощности, что увеличивает стоимость. США потратили 28 лет и 32 миллиардов долларов на EMALS, но сама EMALS еще не была использована на авианосцах; 3) эта система создает большие электромагнитные помехи, которые влияют на высокочувствительные приборы самолетов и работу систем наведения; 4) в системе используются тормоза, основанные на принципе вихревых токов и сдвига фазы, что само по себе недостаточно безопасно; 5) так как имеет место негативное воздействие на тактико-технические характеристики оружия, система не может способствовать своевременному и селективному пуску в экстремальных условиях, таких, как непредвиденные события, большое волнение моря и так далее; большие габариты системы очень сильно влияют на число обслуживаемых самолетов, а большая высота значительно ухудшает остойчивость и восстанавливающий момент корабля. В связи с этим, необходимо найти эффективный способ пуска для авианосца.

[0005] В связи с вышеописанной проблемой, целью изобретения является создание способа холодного пуска и устройства для его осуществления, которое в состоянии решить вышеупомянутые проблемы с обычным устройством пуска на авианосцах, устраняющее сложности с принудительным сохранением мощности и способствующее снятию ограничений по накоплению энергии, высокой скорости пуска, эффективной передаче большого количества энергии при постоянной мощности, высокоэффективному пуску, имеющее простую конструкцию, малые габариты и вес, низкое энергопотребление, хорошую адаптивность, к тому же просто в изготовлении.

[0006] Суть изобретение состоит в следующем:

[0007] Способ холодного пуска по данному изобретению включает: использование газожидкостной смесительной камеры, взаимодействующей с газовым баллоном и контрольным клапаном в качестве пускового комплекса, в соответствии с формулой «резкое выделение накопленной энергии + эффективная передача = пусковое движение», что позволяет высокоэнергетическому газу в газовом баллоне входить в газоприемный узел газожидкостной смесительной камеры через регулировочный клапан, поскольку устройство для осуществления холодного пуска полностью закрыто, одновременно толкая все ряды поршней в жидкостном приемном узле газожидкостной смесительной камеры, и запуская груз при постоянной мощности.

[0008] Устройство для осуществления холодного пуска включает в себя резервуар высокоэнергетического газа, газовый баллон, регулировочный клапан и газожидкостную смесительную камеру. Резервуар высокоэнергетического газа подсоединен к газовому баллону, тем самым подавая к нему энергию, а газовый баллон подсоединен к газоприемному узлу газожидкостной смесительной камеры посредством регулировочного клапана и соединительной трубки. Первая полость газожидкостной смесительной камеры называется газоприемным узлом, вторая полость газожидкостной смесительной камеры - жидкостным приемным узлом.

[0009] Конструкция газожидкостной смесительной камеры состоит в том, что один конец внутренней полости корпуса баллона является первой полостью, отверстие для прохода газа расположено на стенке первой полости, несколько рядов поршней расположены многоступенчато во внутренней полости тела баллона, последовательно соединены друг с другом и расположены во второй полости, во вторую полость заливается гидравлическое масло, при этом масловыпускное отверстие расположено на стенке каждого ряда поршней. Во время работы высокоэнергетический газ из газового баллона входит в первую полость через отверстие для прохода газа газожидкостной смесительной камеры, толкая таким образом вперед поршень первого ряда. Поскольку поршень первого ряда движется вперед, гидравлическое масло из цилиндра поршня первого ряда поступает в полость поршня второго ряда, толкая таким образом поршень второго ряда и заставляет его двигаться вперед. При движении поршня второго ряда гидравлическое масло из цилиндра поршня второго ряда поступает в полость поршня третьего ряда, толкая таким образом поршень третьего ряда и заставляя его двигаться вперед, и так далее, пока не произойдет толчок поршня n-ного ряда вперед, с осуществлением тем самым дистанционной и высокоэффективной передачи и пуска при постоянной мощности.

[0010] Устройство для осуществления пуска с регенерацией энергии по данному изобретению включает в себя насос регенерации энергии, подъемный цилиндр, транспортную тележку, датчик, демпфирующий цилиндр и направляющий брус; насос регенерации энергии и подъемный цилиндр расположены на транспортной тележке, работающей в качестве средства для транспортировки самолета, транспортная тележка расположена на направляющем брусе, а датчик и демпфирующий цилиндр расположены в передней части направляющего бруса.

[0011] Крышка насоса регенерации энергии находится на одной линии с демпфирующим цилиндром, обеспечивая при этом поглощение инерциальной энергии пусковой системы и преобразование инерциальной энергии в гидравлическую; разгрузочная сторона насоса регенерации энергии соединена с подъемным цилиндром посредством трубки, при этом передняя часть подъемного цилиндра соединена с самолетом. Подъемный цилиндр снова преобразует гидравлическую энергию в механическую, тем самым заставляя самолет взлетать наполовину самостоятельно.

[0012] Амортизирующая пружина расположена в каждом из насосов регенерации энергии, подъемном цилиндре, демпфирующем цилиндре, а демпфирующее отверстие расположено на поршне демпфирующего цилиндра.

[0013] Другое устройство для осуществления пуска с регенерацией энергии по данному изобретению включает насос регенерации энергии, подъемный цилиндр, направляющий брус, гибкий брус, транспортную тележку и датчик. Гибкий брус шарнирно закреплен в передней части направляющего бруса, транспортная тележка, работающая в качестве средства для транспортировки самолета, расположена на направляющем брусе, датчик и насос регенерации энергии расположены в передней части гибкого бруса, сторона разгрузки насоса регенерации энергии соединена с подъемным цилиндром посредством трубки, при этом верхняя часть подъемного цилиндра соединена с гибким брусом.

[0014] В каждом насосе регенерации энергии и в каждом подъемном цилиндре расположена амортизирующая пружина.

[0015] В баллоне высокоэнергетического газа находится газ или пар под давлением, или же для накопления энергии используется небольшой воздушный компрессор, при этом, как только состояние высокоэнергетического газа в газовом баллоне начинает соответствовать состоянию пуска, устройство перестает работать, и газ переходит в холодное состояние, когда все полностью закрыто.

[0016] Технический принцип

[0017] На базе разработанной в 1950-х годах пневматической быстродействующей опоры и сбора данных по различным патентам на быстродействующее оборудование было выявлено, что эффективным способом пуска на авианосце является использование газожидкостного устройства для осуществления пуска со смесительной камерой, которое соответствующим образом демонстрирует степень упругости газов и большой объем гидравлической энергии и подходит для работы в качестве устройства для осуществления пуска для авианосца. После того, как была выведена формула «резкое выделение накопленной энергии + эффективная передача = пусковое движение», накопление энергии малой мощности без ограничения позволяет получить большее количество энергии, чем требуется для устройства для осуществления пуска. Резкое выделение накопленной энергии с помощью эластомера может удовлетворить различные требования устройств для осуществления по пусковой скорости, что решает проблему дистанционной и высокоэффективной передачи энергии и пуска с постоянной мощностью при высоких значениях энергии посредством гидравлической передачи. Пуск может быть облегчен посредством использования накопленной энергии, а значит, времени на подготовку не требуется, что создает эффект внезапности и позволяет одержать победу малыми усилиями.

[0018] Принцип действия

[0019] В представленном изобретении используется формула «резкое выделение накопленной энергии + эффективная передача = пусковое движение». Высокоэнергетический газ попадает в первую полость, относящуюся к газоприемному узлу, газожидкостная смесительная камера со второй полостью, заполненной гидравлическим маслом (названные жидкостным приемным узлом), работает как основной элемент для обеспечения процесса пуска. Используется газовый баллон, регулировочный клапан работает как отсекатель, и для их соединения используется трубка, формируя тем самым основную систему пуска. В ходе работы образуется значительный резервуар высокоэнергетического газа в газовом баллоне в соответствии с условиями пуска, и тогда работа прекращается. Устройство для осуществления пуска всегда находится в режиме ожидания, так как является полностью закрытым. В ходе боевых действий, так как устройство для осуществления пуска находится в холодном состоянии, в котором оно полностью закрыто, никаких дополнительных приготовлений и временных затрат не требуется, регулировочный клапан открывает газовый баллон таким образом, что некоторое количество высокоэнергетического газа входит в газоприемный узел газожидкостной смесительной камеры, высокоэнергетический газ выделяет энергию, толкая поршень и заставляя его двигаться вперед, сжимает гидравлическое масло в петлеобразном узле между баллоном и поршнем таким образом, что оно входит в полость поршня следующего ряда через отверстие для прохода газа, и, таким образом, толкает поршень и заставляет транспортную тележку тянуть самолет для холодного пуска на высокой скорости и с постоянной мощностью по направляющему брусу (включая самолет корабельного базирования), способствуя, таким образом, холодному пуску.

[0020] Существует множество устройств для осуществления пуска с регенерацией энергии, одно из них представляет собой следующее: насос регенерации энергии и подъемный цилиндр, оба с амортизирующей пружиной, соединены посредством трубки и расположены на транспортной тележке, работающей в качестве средства для транспортировки самолета. Крышка насоса регенерации энергии находится на одной линии с демпфирующим цилиндром, передняя сторона подъемного цилиндра соединена с самолетом, а датчик и демпфирующий цилиндр с демпфирующим отверстием и амортизирующей пружиной расположены в передней части направляющего бруса. Каждый раз, когда устройство для осуществления пуска, которое тащит самолет, должно самортизировать, датчик немедленно посылает сигнал и переключает регулировочный клапан, тем самым открывая газожидкостную смесительную камеру для разгрузки. Далее, насос регенерации энергии, имеющий крышку, совмещенную с демпфирующим цилиндром, приводится в движение большой инерционной энергией системы пуска, сталкивается с демпфирующим цилиндром и откачивает масло под давлением, тем самым преобразуя инерционную энергию в гидравлическую. Затем масло под давлением поступает в подъемный цилиндр через соединительную трубку, и, таким образом, гидравлическая энергия преобразовывается в механическую, что сообщает самолету максимальную скорость и заставляет его взлетать наполовину самостоятельно практически под углом подъема. После этого амортизирующие пружины в демпфирующем цилиндре, насосе регенерации энергии и подъемном цилиндре одновременно высвобождают энергию и приводят в исходное состояние демпфирующий цилиндр, насос регенерации энергии, подъемный цилиндр и транспортную тележку для следующего пуска.

[0021] Другое устройство для осуществления пуска с регенерацией энергии представляет собой следующее: оно включает в себя направляющий брус, гибкий брус, насос регенерации энергии, подъемный цилиндр, транспортную тележку и датчик; гибкий брус шарнирно закреплен в передней части направляющего бруса, датчик и насос регенерации энергии расположены в передней части гибкого бруса, верхняя часть подъемного цилиндра соединена с гибким брусом, транспортная тележка, работающая в качестве средства для транспортировки самолета, расположена на направляющем брусе. Как только транспортная тележка должна самортизировать, датчик немедленно посылает сигнал и переключает регулировочный клапан, тем самым открывая газожидкостную смесительную камеру для разгрузки. Далее, транспортная тележка приводится в движение за счет большой инерционной энергии при столкновении с насосом регенерации энергии, и откачивает масло под давлением. Затем масло под давлением поступает в подъемный цилиндр через соединительную трубку, а подъемный цилиндр упирается в гибкий брус и поднимает его, что приводит самолет в движение и заставляет его взлетать наполовину самостоятельно практически под углом подъема.

[0022] Основные характерные особенности и существенные преимущества представленного изобретения

[0023] После испытания посредством двух основных опытных образцов, выяснилось, что изобретение имеет следующие преимущества:

1) поскольку энергия подается посредством газа, обычное принудительное сохранение мощности не требуется и повышается степень свободы при накоплении энергии;

2) энергия резко преобразуется посредством эластомеров, могут быть обеспечены различные скорости пуска;

3) поскольку используется гидравлический привод, может быть обеспечена передача огромной энергии со сверхвысоким КПД;

4) устройство для осуществления холодного пуска отличает простота конструкции, небольшие размеры и вес, низкая цена, простота изготовления и небольшое количество операторов и техников по ремонту, требуемых для обслуживания;

5) устройство для осуществления холодного пуска обеспечивает наилучшее время, необходимое для пуска, и решает проблемы, связанные со взлетом самолетов корабельного базирования при большом волнении, заваливании носа или в ночное время;

6) поскольку регенерируется инерционная энергия, потребление энергии во время пуска и на дистанции взлета значительно сокращается, повышается бесперебойность пусков, что делает изобретение применимым для различных типов кораблей;

7) устройство для осуществления холодного пуска может обеспечивать пуск самолетов, которые находятся в закрытом состоянии, практически внезапно, что позволяет сохранять господство в воздухе и одержать победу малыми усилиями.

[0024] Фигура 1: схематический вид устройства для осуществления холодного пуска по первому возможному варианту осуществления изобретения;

[0025] Фигура 2: поперечное сечение газожидкостной смесительной камеры;

[0026] Фигура 3: схематический вид устройства для осуществления холодного пуска по второму возможному варианту осуществления изобретения;

На данных Фигурах используются следующие обозначения:

1 - газожидкостная смесительная камера; 1-1 - регулировочный клапан; 1-2 - масловыпускное отверстие; 2 - транспортная тележка; 2-1 - самолет корабельного базирования; 2-2 - подъемный цилиндр; 2-3 - соединительная трубка; 2-4 - насос регенерации энергии; 2-5 - направляющий брус; 2-6 - гибкий брус; 3 - демпфирующий цилиндр; 3-1 - демпфирующее отверстие; 4 - датчик; 5 - резервуар высокоэнергетического газа; 6 - газовый баллон; 7 - отверстие для прохода газа; 8 - первая полость; 9 - вторая полость; 10 - поршень первого ряда; 11 - поршень второго ряда; 12 - поршень третьего ряда; 13 - гидравлическое масло; 14 - корпус цилиндра.

[0027] Конкретные варианты осуществления представленного изобретения будут приведены ниже вместе с прилагаемыми фигурами.

[0028] Как показано на Фигурах 1 и 2, устройство для осуществления холодного пуска по первому варианту осуществления изобретения включает в себя трехэтапную газожидкостную смесительную камеру 1, двухпозиционный трехходовой регулировочный клапан 1-1, резервуар высокоэнергетического газа 5 и газовый баллон 6. Амортизирующая пружина расположена в каждом насосе регенерации энергии 2-4, подъемном цилиндре 2-2 и демпфирующем цилиндре 3. Демпфирующее отверстие 3-1 расположено в демпфирующем цилиндре 3. В ходе работы, после того, как заданы определенные условия пуска, из резервуара высокоэнергетического газа 5 высокоэнергетический газ подается в газовый баллон 6, а затем работа останавливается. Устройство для осуществления пуска всегда находится в режиме ожидания, поскольку оно полностью закрыто. В ходе военной операции регулировочный клапан 1-1 может быть приведен в движение без дополнительных приготовлений и временных затрат, и вызвать поступление части высокоэнергетического газа из газового баллона 6 в газоприемный узел газожидкостной смесительной камеры 1 через отверстие для прохода газа 7, тем самым приводя в движение поршень, заставляя его двигаться вперед и сжимать гидравлическое масло в петлеобразном узле между гильзой цилиндра и поршнем. Затем гидравлическое масло поступает в корпус цилиндра следующего поршня через масловыпускное отверстие 1 -2, и приводит в движение поршень следующего ряда и заставляет транспортную тележку 2 тянуть самолет 2-1, тем самым перемещая его по направляющему брусу 2-5 на высокой скорости с постоянной мощностью, и таким образом реализуя пуск самолета. Когда транспортная тележка 2, тянущая самолет 2-1, движется в точку амортизации, датчик 4 посылает сигнал и автоматически отключает подачу питания на двухпозиционный трехходовой регулировочный клапан 1-1. В это время двухпозиционный трехходовой регулировочный клапан 1-1 меняет направление, и газожидкостная смесительная камера 1 разгружается. После чего насос регенерации энергии 2-4, крышка которого находится на одной линии с демпфирующим цилиндром 3, приводится в движение инерционной энергией устройства осуществления пуска, сталкивается с демпфирующим цилиндром 3, откачивает масло под давлением и преобразует инерционную энергию в гидравлическую. Затем масло под давлением поступает в подъемный цилиндр 2-2 через соединительную трубку 2-3, и таким образом гидравлическая энергия преобразуется в механическую, что приводит в движение самолет 2-1 и заставляет его наполовину самостоятельно взлетать практически под углом подъема. Затем амортизирующие пружины в насосе регенерации энергии, подъемном цилиндре и в демпфирующем цилиндре высвобождают энергию и приводят в исходное состояние насос регенерации энергии, подъемный цилиндр, демпфирующий цилиндр и транспортную тележку 2, тем самым обеспечивая подготовку к следующему пуску.

[0029] Как показано на Фиг.2, конструкция газожидкостной смесительной камеры 1 такова: один конец внутренней полости корпуса цилиндра 14 является первой полостью 8, отверстие для прохода газа 7 расположено на стенке первой полости 8, ряды поршней расположены в корпусе цилиндра. Поршень первого ряда 10, поршень второго ряда 11 и поршень третьего ряда 12 последовательно соединены друг с другом и расположены во второй полости 9. Гидравлическое масло 13 заливается во вторую полость 9. Масловыпускное отверстие 1-2 расположено на каждом ряду поршней.

[0030] Как показано на Фиг.2 и 3, устройство для осуществления пуска с регенерацией энергии по другому варианту осуществления представленного изобретения включает в себя направляющий брус 2-5, гибкий брус 2-6, насос регенерации энергии 2-4, подъемный цилиндр 2-2, транспортную тележку 2, датчик 4; гибкий брус 2-6, шарнирно прикрепленный к передней части направляющего бруса 2-5; насос регенерации энергии 2-4, расположенный в передней части гибкого бруса 2-6; и верхнюю часть подъемного цилиндра 2-2, соединенного с гибким брусом 2-6. Когда транспортная тележка 2, тянущая самолет 2-1, движется в точку амортизации, датчик 4 посылает сигнал и автоматически отключает подачу питания на двухпозиционный трехходовой регулировочный клапан 1-1. В это время двухпозиционный трехходовой регулировочный клапан 1-1 меняет направление, и газожидкостная смесительная камера 1 разгружается. После чего транспортная тележка 2 приводится в движение инерционной энергией устройства пуска, сталкивается с насосом регенерации энергии 2-4, насос регенерации энергии 2-4 откачивает масло под давлением при этом инерционная энергия преобразуется в гидравлическую. Затем масло под давлением поступает в подъемный цилиндр 2-2 через соединительную трубку 2-3, и таким образом гидравлическая энергия преобразуется в механическую, поднимая гибкий брус 2-6 практически под углом подъема, заставляя самолет 2-1 взлетать наполовину самостоятельно.

[0031] Управление всем процессом является цифровым с обратной связью, при этом пополнение резервуаров энергии не отнимает много времени.

[0032] Таким образом, для специалиста в данной области техники очевидно, что изобретение может быть применено при пуске торпед и ракет, при проведении спасательных операций, в разрушенных аэропортах, для связи между островами, что входит в объем представленного изобретения.

1. Способ холодного пуска, включающий: использование газожидкостной совмещенной камеры, взаимодействующей с газовым баллоном и регулировочным клапаном в качестве пускового комплекса, в соответствии с формулой «резкое выделение накопленной энергии + эффективная передача = пусковое движение»; обеспечение входа высокоэнергетического газа из газового баллона в газоприемный узел газожидкостной совмещенной камеры посредством регулировочного клапана, поскольку устройство для осуществления холодного пуска полностью закрыто; одновременный толчок всех рядов поршней в жидкостном приемном узле указанной газожидкостной совмещенной камеры; и пуск груза при постоянной мощности.

2. Устройство для осуществления холодного пуска, включающее в себя: резервуар высокоэнергетического газа; газовый баллон; регулировочный клапан; и газожидкостную совмещенную камеру, отличающееся тем, что указанный резервуар высокоэнергетического газа соединен с вышеуказанным газовым баллоном, тем самым обеспечивая подвод энергии; вышеуказанный газовый баллон соединен с газоприемным узлом вышеуказанной газожидкостной совмещенной камеры посредством вышеуказанного регулировочного клапана и соединительной трубки; первая полость вышеуказанной газожидкостной совмещенной камеры является указанным газоприемным узлом; вторая полость вышеуказанной газожидкостной совмещенной камеры является указанным жидкостным приемным узлом.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что конструкция вышеуказанной газожидкостной совмещенной камеры представляет собой следующее: один конец внутренней полости вышеуказанного корпуса цилиндра является указанной первой полостью, отверстие для прохода газа расположено на стенке вышеуказанной первой полости, несколько многорядных поршней расположены в вышеуказанной внутренней полости вышеуказанного корпуса цилиндра, последовательно соединены друг с другом и расположены в вышеуказанной второй полости, гидравлическое масло заливается в вышеуказанную вторую полость, при этом масловыпускное отверстие расположено на стенке каждого ряда вышеуказанных поршней.

4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что конструкция вышеуказанной газожидкостной совмещенной камеры представляет собой следующее: один конец внутренней полости вышеуказанного корпуса цилиндра является упомянутой первой полостью, отверстие для прохода газа расположено в стенке вышеуказанной первой полости, несколько рядов поршней расположены в вышеуказанной внутренней полости вышеуказанного корпуса цилиндра, последовательно соединены друг с другом и расположены в вышеуказанной второй полости, гидравлическое масло заливается в вышеуказанную вторую полость, и масловыпускное отверстие расположено на стенке каждого ряда вышеуказанных поршней.

5. Устройство для осуществления пуска с регенерацией энергии, включающее в себя: насос регенерации энергии; подъемный цилиндр; транспортную тележку; датчик; демпфирующий цилиндр; и направляющий брус; отличающееся тем, что вышеуказанный насос регенерации энергии и вышеуказанный подъемный цилиндр расположены на вышеуказанной транспортной тележке, работающей в качестве средства для транспортировки самолета; вышеуказанная транспортная тележка расположена на вышеуказанном направляющем брусе; и вышеуказанный датчик и вышеуказанный демпфирующий цилиндр расположены в передней части вышеуказанного направляющего бруса.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что крышка вышеуказанного насоса регенерации энергии находится на одной линии с вышеуказанным демпфирующим цилиндром, обеспечивая, таким образом, поглощение инерционной энергии системы пуска и преобразование инерционной энергии в гидравлическую; сторона разгрузки вышеуказанного насоса регенерации энергии соединена с вышеуказанным подъемным баллоном посредством трубки, и в передней части вышеуказанный подъемный цилиндр соединен с вышеуказанным самолетом.

7. Устройство по п.5, отличающееся тем, что амортизирующая пружина расположена в каждом вышеуказанном насосе регенерации энергии, подъемном цилиндре, демпфирующем цилиндре; и демпфирующее отверстие расположено на поршне вышеуказанного демпфирующего цилиндра.

8. Устройство для осуществления пуска с регенерацией энергии, включающее в себя: насос регенерации энергии; подъемный цилиндр; направляющий брус; гибкий брус; транспортную тележку и датчик; отличающееся тем, что вышеуказанный гибкий брус шарнирно прикреплен к передней части вышеуказанного направляющего бруса; вышеуказанная транспортная тележка, работающая в качестве средства для транспортировки самолета, расположена на вышеуказанном направляющем брусе; вышеуказанный датчик и вышеуказанный насос регенерации энергии расположены в передней части вышеуказанного гибкого бруса; сторона разгрузки вышеуказанного насоса регенерации энергии соединена с вышеуказанным подъемным баллоном посредством трубки, и верхняя часть вышеуказанного подъемного цилиндра соединена с вышеуказанным гибким брусом.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что в каждом вышеуказанном насосе регенерации энергии и подъемном цилиндре расположена амортизирующая пружина.

10. Устройство по п.2, отличающееся тем, что в вышеуказанном резервуаре высокоэнергетического газа используется давление газа или пара, или же для накопления энергии используется небольшой воздушный компрессор; и вышеуказанное устройство перестает работать, как только состояние высокоэнергетического газа в газовом баллоне начинает соответствовать состоянию пуска и переходит в холодное состояние, в котором оно полностью закрыто.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу изготовления фюзеляжа воздушного судна и к монтажной площадке для реализации этого способа. .

Изобретение относится к беспилотному летательному аппарату (БПЛА), устанавливаемому на его борту блоку видеоаппаратуры и катапультам для запуска БПЛА. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к катапультам для взлета преимущественно малоразмерных беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу взлета летательных аппаратов и катапульте для их взлета. .

Изобретение относится к самолетному оборудованию на аэродромах. .

Изобретение относится к области морской авиации, в частности к способам подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля. .

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания механизма катапультирования для авианосцев. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при старте самолетов с аэродромов. .

Изобретение относится к авиационной технике и касается устройств и механизмов для обеспечения взлета и посадки летательных аппаратов, может быть использовано для оборудования укороченных взлетных и посадочных полос авианосцев. Взлетно-посадочный комплекс авианесущего корабля содержит катапульту и/или авиафинишер, работа которых основана на усилии, по крайней мере, одного подводного парашюта. Распределение усилия парашютов по потребителям обеспечивается либо не обеспечивается барабанно-распределительным механизмом. Обеспечивается возможность использования силового устройства для аэрофинишера и катапульты, улучшаются условия их эксплуатации. 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к катапульте для взлета беспилотных летательных аппаратов. Катапульта содержит направляющую (1) с тележкой (2), разгонное устройство тележки, включающее в себя силовой пневмоцилиндр (5) с поршнем (6) и трос (12) с блоками (11), один конец троса соединен с тележкой, на тележке смонтирован узел стыковки с летательным аппаратом, на направляющей установлено тормозное устройство (3). На направляющей и тележке установлено устройство фиксации стартового положения тележки, разгонное устройство содержит источник (17) сжатого газа и ресивер. Контроллер обеспечивает прекращение подачи сжатого газа в цилиндр до момента контакта тележки с тормозным устройством, стопоры убираются до момента контакта тележки с тормозным устройством, ролики контактируют с нижними поверхностями летательного аппарата, выступы и стопоры взаимодействуют с ответными силовыми элементами летательного аппарата, ускорение тележки с летательным аппаратом, создаваемое разгонным устройством, превышает ускорение летательного аппарата, создаваемое его силовой установкой. Технический результат заключается в повышении надежности запуска летательного аппарата. 10 ил.

Изобретение относится к метательным устройствам, в частности к электромеханическому ускорителю снарядов. Электромеханический ускоритель снарядов содержит привод с электродвигателем и тяговым элементом, сцепление и направляющую. Сцепление жестко закреплено на тяговом элементе. Тяговый элемент выполнен непрерывным, огибающим приводное и натяжное колеса. Сцепление выполнено в виде пропущенного сквозь втулку с возможностью осевого перемещения стержня. Стержень взаимодействует с центральным отверстием снаряда. Снаряд выполнен в виде тела вращения. Электродвигатель выполнен роторным. Достигается повышение КПД ускорителя и стабильности полета снаряда. 8 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к планерной транспортной системе. Воздушная транспортная система состоит из грузовых и пассажирских компактных летательных аппаратов, двухъярусной взлетно-посадочной полосы, центра управления воздушным транспортным потоком, системы поиска и генераторов восходящих воздушных потоков и сервисов обслуживания. Летательные аппараты представляют свободнонесущий моноплан с низкорасположенными крыльями большого удлинения и выполнены с разборным фюзеляжем из углепластика сотовой конструкции, к которому при помощи шарниров прикреплены складные крылья. В носовой части фюзеляжа размещается винтовой электрический двигатель, лопасти винта которого имеют возможность складываться во время планирования. В задней части фюзеляжа размещаются киль и складной стабилизатор. В средней части фюзеляжа расположена кабина с системой управления для размещения пилота и пассажиров. На верхней поверхности летательного аппарата размещаются солнечные батареи. Нижний ярус взлетно-посадочной полосы используется для взлета компактных летательных аппаратов с использованием направляющей катапульты, а верхний - для посадки летательных аппаратов. Предусмотрены многоуровневые с лифтами стоянки летательных аппаратов и центры продаж. Изобретение направлено на сокращение времени перемещения людей и грузов. 9 з.п. ф-лы.
Наверх